民用航空涡轮发动机现状与发展趋向黄太平（厦门大学机电工程系福建厦门 361005）摘要：本文综合论述民用航空发动机的现状与发展趋势。

根据对民用航空发动机的经济性和可靠性的基本要求出发，从理论上分析了发动机的增压比、涡轮前燃气温度和涵道比等主要参数对发动机性能的影响关系。

概括介绍了当前世界上主要的民用涡扇发动机的基本数据、结构特点和应用情况，包括目前主要航空发动机制造商正在研制的GE90-115B、GP7200等高性能涡扇发动机。

在此基础上，对民用航空发动机的发展趋向和若干技术关键问题做了扼要的分析，并呼吁加强新型航空发动机的创新研究。

关键词：航空民用发动机耗油率可靠性１．　概述　一百年前，莱特兄弟的载人的动力飞行器升空，实现了千百年来人类渴求飞行的梦想。

而在这短短的一百年中，航空技术已经得到了迅猛发展，在战争中发挥了巨大的空中优势，在国民经济的发展中产生了巨大的推进作用，人们的生活方式也随之带来巨大的变化，从前需要数月甚至数年才能环绕地球旅行，现在乘坐民航班机不到2天的时间就可以完成。

航空的迅速发展是多方面的理论研究和各种技术发展的结果，其中发动机技术的发展起了至关重要的作用。

从莱特兄弟“飞行者一号”的12马力4缸活塞式发动机到数万马力的现代涡扇发动机，几代的科学家、工程师和广大的航空业界人士，饱尝了多少艰辛、经历了多少失败，才取得了这一百年来的举世瞩目的巨大成就。

在纪念航空一百周年，新世纪之初，回顾一下过去，展望一下未来，对于广大的航空业界、航空爱好者不无益处。

航空器具有广泛的应用，各种不同的应用场合对发动机提出相应不同的要求。

本文针对民用涡轮发动机的现状进行简要的综合，并结合航空界对其发展趋向的评述，提出作者的一些见解。

２．　民用航空燃气涡轮发动机的特点　作为航空发动机，燃气涡轮发动机也已经走过了半个多世纪，从早期的离心式涡轮喷气发动机到单转子轴流式涡轮喷气发动机，从双转子涡轮喷气发动机到低涵道比的涡轮风扇发动机，再到高涵道比的涡扇发动机。

对于民用航空发动机来说，围绕着发动机的不断向前发展，主要的特点与要求是：更高的效率、更好的可靠性。

航空公司运营航班，目的是赚钱。

在航班的直接运营成本（DOC）中，燃油消耗占相当一部分，越是高效管理的航空公司，燃油的成本越显得重要。

因此，必然对发动机的燃油消耗率提出越来越高的要求，也就是说要求不断地降低发动机的燃油消耗率。

早期的单转子涡轮喷气发动机的燃油消耗率超过1．00kg/dN.h，双转子涡轮喷气发动机将燃油消耗率降低到大约0．80kg/dN.h，涡扇发动机则进一步将燃油消耗率降低到0．50kg/dN.h，现代高涵道比的涡扇发动机已经将燃油消耗率降低到0．30kg/dN.h的水平。

这正是对民用航空发动机高效率或高经济性的不断追求的结果。

航空安全是每一个乘客所要求的，每当发生空难，人们都会一时难于接受而不敢乘坐飞机，这不仅使该航空公司的正常运营受到严重的影响，而且还波及其他所有的航空公司的运营。

911事件后，民航业大受影响，当然，这和一般所说的航空安全的含义不完全一样。

在911事件以前，全世界每年都会发生几十起空难，超过千人遇难。

几十年来，随着全世界航班数的不断增加，由于方方面面的努力与进步，每年的空难数和死亡人数反而不断地有所减少。

这正是由于人们不断地致力于采取各种措施，提高航空安全的结果。

在这些努力中，发动机本身的安全可靠显然起着重要的作用。

早期的民用飞机只用一台发动机，一旦发动机发生无法排除的故障而停止运转，空难势必发生。

后来，民用飞机多数采用两台发动机，甚至采用3台或4台发动机，这样，哪怕有一台发动机发生无法排除的故障而停车，飞机也还能够采取必要的措施安全地降落。

虽然可以避免空难的发生，但是非计划降落不仅增加航空公司的成本，乘客当然也不会满意的。

因此，提高发动机的可靠性，减少发动机的空中停车率，就成为保证飞行安全的重要方面。

发动机的可靠性不仅因直接影响飞行安全而倍受关注，同时也影响到发动机的维护成本，因此也关系到航空公司的直接运营成本。

为了使发动机具有更好的性能，对于军用发动机来说，主要是要有足够高的单位空气流量推力，即流过发动机的每公斤空气所能产生的推力；对于民用发动机来说，主要是发动机要具有最低的燃油消耗率，即每产生单位推力在单位时间内需要消耗的燃油量。

为了达到这两个要求，关键是压气机的增压比和涡轮前的最高燃气温度这两个热力参数，而这两个关键参数之间有存在相互制约关系。

发动机的单位空气流量推力T 可用循环有效功L 来表示[1]：c o a a a e g g ga k a k g g k T R k k T R k k L ηπηπ11111111*4 −−− −−=−− （1） 式中k ——绝热指数，下标g 、a 分别代表燃气和空气；R ——气体常数，下标g 、a 分别代表燃气和空气；T 4*——涡轮前燃气温度；T o ——外界大气温度；π——总增压比；ηc ——压缩效率；ηe ——膨胀效率；根据最大循环功的条件，由（1）可得最大单位空气流量推力的最佳增压比为：())1(2−∆=k ke c opt m ηηπ （2）式中πopt —最大单位空气流量推力的最佳增压比；m —与气体常数、绝热指数、最高燃气温度及增压比有关的系数，大约为1.00~1.06； Δ—最高燃气温度对外界大气温度的比值。

显然，最佳增压比与温度比Δ有密切的关系，涡轮前燃气温度越高，能够加入的热量越多，单位空气流量推力就越大；压缩与膨胀过程的效率越高，当然使单位空气流量推力提高。

而这些又同时使获得最大单位空气流量推力的最佳增压比提高。

　对于民用发动机，主要的要求是降低燃油消耗率。

燃油消耗率与单位空气流量推力的关系为 TH Q sfc u = （３）　式中sfc —燃油消耗率，即单位时间内产生单位推力所消耗的燃油量；Q —单位时间消耗的燃油量；H u —燃油的热值。

随着增压比的提高，压气机出口空气温度也越高，可加入的燃油量便越少。

()*3*4T T C Q p −= （4） 因此，获得最低燃油消耗率的增压比（最经济增压比）远远高于最大单位空气流量推力的最佳增压比。

图1表示在一定的涡轮前燃气温度条件下，增压比对单位空气流量推力和耗油率的关系。

显然，最经济增压比大约为最大单位空气流量推力的最佳增压比的2~3倍。

具体的数值取决于涡轮前燃气温度及压缩与膨胀过程的效率。

随着涡轮前燃气温度和效率的提高，最佳增压比提高。

对于民用发动机而言，应尽量接近最经济的增压比。

经过几十年的努力，涡轮前燃气温度从早期的不到1000K 提高到1750K ，压气机的增压比从早期的3~4提高到30~40，大大提高了发动机的性能水平。

根据当前使用的涡轮前燃气温度，增压比已经达到或超过单位空气流量推力的最佳增压比，但仍然低于最经济的增压比。

在高亚音速范围内，提高涡扇发动机的涵道比不仅有利于降低耗油率，而且可以大大降低喷气噪音。

因此，现代民航旅客飞机几乎没有例外地采用高涵道比的涡扇发动机。

图１　最大单位空气流量推力的最佳增压比和最经济增压比　3. 当代民用航空燃气涡轮发动机本节简要介绍几型主要涡扇发动机的基本情况及特点，表1列举了当代干线民航飞机的主要涡扇发动机的主要数据[2~4]。

CF6-80ＣＦ６是美国通用电气发动机公司（GE ）研制的大推力（１８５~３００kN ）、高涵道比（５：１）的涡扇发动机系列，早期的CF60-6D 和CF6-50A 主要用于DC-10-10和DC-10-30上，后期的CF6-80系列主要用于B767、B747、A300、A310、A330和MD-11等飞机上。

总增压比超过30，耗油率在0.317~0.385范围内，涡轮前燃气温度达1543~1577K 。

GE 发动机公司早期在J79涡喷发动机上，采用6级可调静叶，在多达17级的单转子压气机上达到13:1的高增压比，有效地保证了压气机的稳定工作，为CF6的核心机研制打下了良好的技术基础。

CF6的高压压气机有14级之多，是当前各型高涵道比涡扇发动机中级数最多的一个型号，进口导叶和前5级静叶都是可调的。

虽然在上个世纪70年代就已投入航线使用，仍然是当前干线飞机的大推力涡扇发动机的主力机型之一。

图2 GE公司的CF6-80-A3剖面图表１　主要民用涡扇发动机的数据　型号推力（千牛）耗油率总增压比涵道流量比用途CFM56-5B4/P 120 0.34 29.3 6.0 A320 CFM56-7B24 108 0.37 26 6.0 B737-700/800 CF6-80A 213 0.344 27.3 4.66 B767-200 CF6-80E1A2 292 0.332 32.4 -- A330 CF6-80C2B6F 270 0.323 31.4 5.05 B767-300ER GE90-76B 341 -- 40 9 B777-200 GE90-115B 510 -- 40 9 B777-200LR GP7270 310 -- 44 8.7 A380-800 GP7277 344 -- 44 -- A380-800F V2500-A1 110 0.35 29.7 5.42 A320-200 RB211-524G 257 0.58（巡航）32.9 4.4 B747-400 RB211-535E4B 191 0.61（巡航）25.8 4.3 B757 Trent 970 311 0.51（巡航）38.5 -- A380-800 JT9D-7R4H1 249 0.364 26.7 5.2 A300-600 P2037 170 0.335 27.6 5.8 B757P4084 373 0.33 34.2 -- B777 CFM56CFM56是美国GE和法国SNECMA合资企业CFMI的中等推力（100~150kN）、高涵道比（6.0）的涡扇发动机系列，有-2、-3、-5、-7等不同型号，总增压比在28~39之间，涡轮前燃气温度达1588K，耗油率在0.32~0.39范围内。

早期型号的风扇采用窄弦叶片，带有中间突台，后期改用宽弦叶片，不带突台。

风扇转子还带有3级或4级增压器，高压压气机均为9级，进口导叶和前3级整流叶片均为可调。

1级高压涡轮、4级低压涡轮，环形燃烧室。

CFM56系列的各种不同型号已交付使用的量已远远超过10000台，是目前世界上使用数量最多的民用涡扇发动机。

它垄断了波音公司的B737系列的全部新老机型B737-200/300/400/500和B737-600/700/800/900，还用于空中客车公司的A340上。

图３　美法联合研制的ＣＦＭ５６－３Ｃ高涵道比涡扇发动机剖面图　PW2037PW2000和PW4000系列是美国普惠公司（P&W）继JT9D之后研制投放市场的大、中推力（170~190kN和220~285kN）等级的两种高涵道比（5.8）涡扇发动机，总增压比在27~42之间，涡轮前燃气温度高达1669K，耗油率在0.312~0.37范围内。